飞行器完全非定常气动力的一种工程计算方法

本文以谐振运动非定常气动力计算理论为基础,采用偶极子格网技术进行数值计算、有理式拟合、Fourier积分和Duhamel积分等步骤,给出了飞行器任意运动和受任意大气扰动时完全非定常气动力的一种工程计算方法。该方法数学处理方便,得到的气动力表达式简单。算例结果表明:该完全非定常气动力计算方法可行,精度令人满意,具有工程实际意义。     

尖头细长体中小迎角流动结构的数值模拟和实验研究

利用可压缩层流Navier-Stokes方程模拟了尖头细长体中小迎角的流动结构。给出了4个迎角状态的物面流谱,分析了极限流线随迎角的发展过程;给出了25°迎角的横截面流谱,分析了它们的拓扑特征。展示了由主涡涡对、二次涡对和Tertiary涡对等三重涡组成的完整的涡系结构,强调了Tertiary涡在涡系演化中的意义,及其沿轴向发展过程中迹线的合并与分叉现象。计算与实验结果定性一致。     

固冲发动机补燃室流场的实验校测

1引言目前数值模拟已广泛应用到火箭发动机的流场分析中,特别是固冲发动机补燃室的燃烧和流动[1,2]。但是这种方法在固冲发动机补燃室应用的有效性还没有合适的实验验证。国外开展的补燃室流动实验大多以水为介质,用片光流动显示的方法观察流场的概貌,与真实发动机的流动之间存     

双圆柱斜向排列时旋涡脱落频率的实验研究

本研究用热线风速仪测量了斜向排列双圆柱的尾迹,并分析了尾迹中某些特征点上的速度频谱,从旋涡脱落频率的规律来研究双圆柱绕流相互之间的干扰。当两圆柱间距较远时,速度振荡的频率与单圆柱卡门涡街的频率相接近,随着两圆柱间距的接近,前、后圆柱各有其不同的旋涡脱落频率,且都不同于单圆柱旋涡脱落的频率。特别是当两圆柱处于某一相对位置时,出现双峰值的功率谱,其中一个峰值的频率大大地高于另一个峰值对应的频率,而且这两个峰值谁主谁副是不确定的,呈现出不稳定流动的特性。     

进气道内压缩比对固体燃料超燃冲压发动机性能的影响

为研究固体燃料超燃冲压发动机进气道与燃烧室的匹配特性,以飞行马赫数为6、飞行高度为25km为设计点对发动机各部件进行初步设计,采用数值模拟方法计算了一系列具有不同进气道内收缩比的发动机模型.结果表明:在保持燃烧室结构不变的条件下,发动机推力与比冲随进气道内压缩比增大开始显著下降,随后小幅上升;在保持燃烧室入口面积扩张比不变的条件下,发动机总体性能随进气道内收缩比的增大而提高.在满足进气道起动与燃烧室火焰稳定的前提下,发动机设计应采用尽可能大的进气道内收缩比与尽可能小的燃烧室入口面积扩张比.      

微型飞行器低雷诺数流场显示试验研究

在南航非定常风洞内,对一盘状微型飞行器的气动特性进行了测力和流场显示实验,给出了不同迎角下微型飞行器的空间流场显示结果.研究表明:随着迎角的增加,在机翼上表面开始形成前缘分离涡,并且前缘涡的尺度和强度不断增加.迎角继续增大,前缘涡首先在后缘开始破裂,并不断前移,最终导致微型飞行器的失速.模型上前缘分离涡的形成、发展和破裂是导致盘状微型飞行器气动力特性产生变化的根本原因.     

后缘喷流对三角翼绕流影响的N-S方程数值分析

本文用拟压缩性方法求解不可压流雷诺平均拟压缩Ｎ－Ｓ方程组,对带有后缘喷流的三角翼粘性绕流进行了数值模拟,求解中采用了Ｂｅａｍ－Ｗａｒｍｉｎｇ隐式近似因子分解格式以及ＭＭＬ代数湍流模型。计算结果说明,后缘喷流使涡核压强降低,使涡核速度增大,从而对三角翼前缘分离涡有稳定作用,并能增大上翼面的负压值和下翼面的正压值,从而可以增加部分升力。计算结果还说明,喷口面积或喷流下偏会使上述作用增强。     

冲压发动机驻涡燃烧室模型方案数值模拟研究

为探索适用于高推重比发动机的高性能燃烧室,在一种冲压发动机特定结构应用背景条件下,设计了一种驻涡燃烧室（Trapped-Vortex Combustor,简称TVC）技术应用模型方案,并对其进行了冷态流场数值模拟,对包括驻涡区长宽比、驻涡区长度、驻涡区进口导流结构形式、主流钝体与联焰板的结构形式与参数的影响进行了分析,探索TVC燃烧室方案在冲压发动机上的应用可行性。从三维冷态流场数值模拟结果来看,燃烧室模型方案内部形成了设计的涡系结构,能够实现初步的组织燃烧。通过不同设计参数的计算模拟,摸索出驻涡区高度、驻涡区宽高比等参数对燃烧室内部流场影响的规律。研究结果表明驻涡区宽高比控制在1.0左右驻涡区涡系结构最好,有利于组织燃烧。     

提高飞行器升力的若干方法研究

本研究用数值模拟方法研究了四种增升方法。数据模拟的出发方程是可压流的Ｎ－Ｓ方程，格式为Ｂｅａｍ－Ｗａｒｍｉｎｇ格式的改进型。通过上述方法分别研究了：（１）动界效应对提高升力的作用；（２）涡的有利干扰对主升力面的影响；（３）吸气的驻涡增效应；（４）升力面下表面向下喷气的增升作用。研究结果表明，采用上述四种方法可有效地提高飞行器的升力，对改善飞行器的性能有着十分重要的意义。     

平板上挡板前后涡核位置的测量

在水洞中用氢气泡法在平板上挡板前后的涡核位置进行了测量。本试验旨在确定挡板高度及其雷诺数对涡核装置的影响，结果表明，（ａ）对于单个挡板情况，涡核离开平板的高度和涡核与挡板的距离将随着挡板的高度增加而增加，但涡核的高度和距离与挡板高度的比例随挡板高度的增加而降低；（ｂ）对于两个挡板情况，挡板的高度和挡板之间的距离对涡核位置的影响是主要的。